一種增加升力和失速迎角的篷翼的制作方法

專利名稱：一種增加升力和失速迎角的篷翼的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種增加升力和失速迎角的篷翼。
為了使飛行器在低速飛行時獲得足夠的升力，幾乎所有的飛機都安裝了增升裝置。目前的增升裝置主要有如下幾種最通常的裝置是各種類型的襟翼，包括飛機發展早期的開縫襟翼以及后來相繼發明的富勒襟翼和克魯格襟翼。富勒襟翼是安裝在機翼后緣的襟翼。克魯格襟翼是安裝在機翼前緣的襟翼。按結構分類有許多類型，如分裂襟翼，簡單襟翼、開縫襟翼。這些襟翼的主要作用是增加翼型的彎度，使機翼上面的氣流延緩分離，從而使升力系數增加，特別是使失速迎角及最大升力系數增加。除此以外，還有噴氣襟翼的裝置和吸氣襟翼的裝置，用于控制附面層，進一步延緩氣流分離。上述裝置已經獲得了良好的效果，使飛機的最大升力系數和失速迎角大大增加。航空事業的發展，要求進一步增大升力，以便縮短飛機起飛滑跑距離和具有更好的失速特性。噴氣襟翼技術從理論上是十分有效，但機構復雜，還要從引擎中引出噴流到機翼上，消耗了能量，高溫氣體引到機翼表面，對材料，結構要求很高，所以至今應用不普遍。在如何進一步獲得更高的升力系數方面，國內外近年來有許多科學家作了大量努力。其中，有美國專利563461,5772155,63186771和6302360和本發明的目的最接近。這幾份專利公開了一種利用旋渦來改變機翼上翼面的氣流流動特性，試圖達到延緩氣流分離，使失速迎角和最大升力系數增加。國內專利94226631,98201185和89207887分別提出了利用捕渦機翼，利用噴氣動力和環翼來增升的方法。但是，上述所有努力的效果都很小。其中，利用旋渦發生器安置在機翼前緣或上翼面，企圖將層流流場改變成紊流流場，使上翼面的氣流獲得更大的動能，實現延緩分離和使最大升力系數增加的愿望。但在實踐上，事與愿違，因為這種增升的結果是花了使阻力增加很多作為代價換取的，而且，這種效果并不顯著。升力的增加不多，失速迎角的增大也十分有限。可以說此路不通。發表在1998年2月號的“北航學報”上有一篇論文《旋渦發生器對機翼最大升力和失速迎角影響》。該文曾詳細地對利用旋渦發生器增升方法進行了評論，指出了上面提到的問題。因此，需要從其他途徑，找到真正有效的增升方法。利用旋渦方法增升只有微弱效果這一事實，可以從最近的一份美國專利63186771(2001年11月)證實。該文件公開了利用“老鷹尖嘴式”旋渦發生器來使172機翼增升的結果，給出了數據，曲線和圖表，并進行了比較。從公布的結果可以明顯看出裝與不裝鷹嘴旋渦發生器對失速迎角以及線性段的升力系數幾乎沒有改變，只看到失速之后的過失速特征略有改善。
本發明的目的，是針對目前在尋求增升方法上存在的缺點而另辟新途徑，提出了一種新的與目前大量使用的方法完全不同的措施，以便獲得大幅度地提高升力和延緩失速的良好氣動特性。
本發明的技術方案是采用一種篷翼，一種簿片式的結構，安裝在機翼的上翼面的上方，靠近而不接觸上翼面，好像是一個篷子遮住機翼上表面，故命其名篷翼。為了區別現有的各種襟翼。由于篷翼和機翼上面之間形成了一個氣流通道，使遠前方的來流繞流到上翼面的氣流受到了制約，使得流動較快的上翼面上方的氣流集中在篷翼之下的通道中。與沒有篷翼存在的流動情況相比，流經機翼上表面的氣流的動能更大了，于是使氣流分流點大大往后方移動，其結果是一方面使升力系數增大(包括線性段)，另一方面使失速迎角大大增加，從而使最大升力系數增加，實現了大幅度增升的目的。值得指出的是采用篷翼后，沒有將原先的層流流動轉化成紊流附面層，而是保持層流。因此，阻力沒有額外增加，升阻比保持在合理的范圍內。由于篷翼只是一片具有與機翼上翼面相同或相似曲率的簿翼，型阻很小，但磨擦阻力有所增加，這是唯一的代價，與大幅度的增加升力和失速迎角相比，這點代價是值得的，篷翼的結構要求具有很大的剛度，需要選用合適的重量輕，剛度好的材料。從結構設計上，可考慮將篷翼制造成具有加強肋的超簿翼型，流線型。好在篷翼的受力是簡支樑的受力型式，有利于結構設計和工藝制造。為了進一步增大失速迎角，提出了另一種斜置式的篷翼結構。該結構從空氣動力學上看與上置式的單片篷翼有所不同。但它同樣可以使氣流分離點極大地往后移動，其失速迎角的增加量，大大超過上置式篷翼的組合機翼的失速迎角增加量。
下面通過附圖進一步描述本發明的工作原理，構造以及其增升效果。


圖1是機翼上安裝有上置式篷翼的示意2是機翼上安裝有斜置式篷翼的示意3是選用NACA23012翼型為基本機翼和機身組合體的風洞試驗曲線。
圖4是篷翼前緣可以向下偏轉的另一種實施方案的示意5是安裝篷翼后沿機翼剖面的氣流流動狀況的示意6是本發明的第一種實施方案上置篷翼飛機圖7上本發明的另一種實施方案斜置篷翼飛機由圖1可見篷翼1位于機翼2的上翼面3之上方。篷翼和機翼的前緣和后緣沿翼展方面是相互平行的，但沿翼弦方向上，篷翼下表面到機翼上表面之間的距離不一定相等。Hr是篷翼和機翼后緣的相對高度。H1是篷翼和機翼前緣的相對高度。當Hr＝H1時，篷翼1和機翼的上表面3是相互平行的。當Hr≠H1時，篷翼相對于機翼有個安裝角Φ。Φ角是篷翼前后緣的連線和機翼翼弦之間的夾角。Φ的改變(通常是正值)是通過改變H1(固定Hr)來實現的。H1的大小會影響這種裝置的增升效果。通過計算、分析和風洞試驗表明Hr的值必須仔細選擇。Hr不能太小，也不能太大。太小了，可能使篷翼與上翼面之前的氣流流動受阻，增升效果不好。太大了會使結構發生困難。同時也會降低增升效果。必須通過試驗進行優化，以確定一個Hr最佳值。初步的風洞試驗表明Hr的最小值大約為10％的機翼空氣動力弦的長度。增大Hr值，從10％弦長增加到20％弦長時，增升效果明顯改善。圖2所示，在機翼2的上表面3傾斜地安裝了兩片篷翼5和6。每片篷翼的一頭聯接到機翼的上表面上，這種聯接可以是鉸鏈連接，也可以是固定連接，視具體情況而定。當采用鉸鏈聯接時，要考慮到上翼面3的曲率，鉸鏈9和10應保證斜置篷翼5和6能順利地張開和收起。圖2中所示的斜置篷翼5和6的一端連接在機翼2的上翼面上，另一端離開上翼面有一定的距離。這個距離決定了斜置篷翼與機翼之間的上反角Φ。Φ的大小也必須優化選擇，太大太小都不合適。本發明的一種實施例曾選取上反角Φ＝10°和20°兩種情況進行了風洞試驗，結果發現取20°比取10°為好。使用斜置式篷翼時，如果用于低速飛機，可以采用固定不收放的形式。即在飛行的全過程中都張開篷翼。這種方式使結構太為簡化。用在超音速飛機上時，應設計成可收放的斜置篷翼。當不須要使用篷翼時，應利用液壓機構或其他傳動裝置使篷翼5和6收起，置于機翼中的方形凹槽7和8內，與機翼的上翼面完全貼合，保持完整的單一的翼剖面。
圖3是為了對比篷翼的增升效果而進行的風洞試驗的結果。主要顯示了三種情況的升力和失速迎角的變化情況。采用的風洞試驗模型是以NACA23012翼型為基礎翼型，安裝在圓柱形的機身上，機身頭部為一橢圓形。給出的結果是‘翼一身’組合體的氣動特性。由圖3可見，曲線12是基礎結構15的升力系數隨迎角變化情況，失速迎角約為12°。最大升力系數約為0.94的。曲線13是安裝上置式篷翼后的‘翼一身’組合體16的升力特性曲線。失速迎角約為20°。最大升力系數約為1.6。曲線14是安裝斜置式篷翼后的‘翼一身’組合體17的升力特性曲線。失速迎角達30度以上(因條件限制，未進行大于30°迎角的試驗。)最大升力系數約為1.4左右。有趣的現象是在這種斜置篷翼形式下，在小于失速迎角的線性段范圍內，加裝斜置篷翼后升力特性基本上不變。(注阻力和俯迎力矩特性也不變。圖上未畫出)與現有的增升技術比較，本發明的增加最大升力系數和失速迎角的效果大大領先。圖4給出了上置篷翼的另一種形式篷翼的前緣部份18可以向下偏折。曾在風洞試驗中測試了該種形式的增升效果，發現18向下偏折會使失速迎角增大到25°，但最大升力系數略有降低。圖5表示了篷翼的二維氣流的流動圖畫，篷翼1置于翼剖面11上翼面的上方。來流Voo流過篷翼和基礎翼型的組合體時，劃分開三個流場1區是位于基礎翼型下翼面的下方，其流動情況跟未裝篷翼時基本相同。由于下翼面曲率較小，平坦，空氣流動速度較慢，壓力較大。3區介于基礎翼型的上表面和篷翼的下表面之間，形成一個涵道，空氣流入這個區域得到進一步的加速，被加速后的氣流不能穿越篷翼流到外面，因此保持了較大的動能，使氣流分離延緩許多。
由于流速大，2區壓力比1區小。2區處在篷翼上表面的上方通往自由流場。由于篷翼的曲率變化基本上與基本翼型一致，但比下翼面大，氣流得到加速，壓力也較低，由于篷翼處在兩個低壓區2和3之間，其受力情況取決于這兩個區的壓力差。我們期望3區的流動速度越快越好，壓力變小。在氣流經過篷翼繞到2區時也被加速，可能比3區流速更快，壓力也很小，可以推測，3區和2區的壓力差相對于1區和3區是要小的多，因此，篷翼的直接受力不會太大。這有利于結構設計，所增加的升力，實際上大部份是作用在基礎機翼上的。圖6是上置篷翼的一種實施方案。篷翼1和13置于左右機翼2和14的上翼面的上方。19是將篷翼推出和收起的傳動裝置的前支桿，可以有幾個。推出時應保持所有前支桿的伸出高度相同。前支桿伸出上翼面的高度是可調整的。20與19類似，是后支桿。篷翼相對于機翼的安裝角度可通過調整前支桿19的伸出高度來實現。可通過液壓機構或其他方式。12是任何一種飛機，也可以是其他在大氣中或在水中的運輸機械。圖7是斜置式篷翼的一種實施方案。篷翼5，6，15和16斜置于機翼上表面，呈某個上反角度。篷翼可以收起和張開，斜置篷翼的張開與收起是通過一種公知的傳動機構，將作動筒支桿21推出或縮回來實現的，還可以利用目前飛機上普遍采用的推出擾流片的液壓作動機構的方式來實現斜置式篷翼的收放。收放時將篷翼收藏到機翼表面的方形凹槽7，8，17和18之內，使之和機翼上表面完全貼合，保持原先的基礎翼型外形。
篷翼的應用不限于上述兩種實施方案。本發明可以包括許多種用途，不限于各種飛機，可以是宇宙飛船重返地面的回收裝置，可以是地效飛行器，也可以是在水中或任何其他流體中運動的機械。利用斜置式篷翼良好的大迎角特性來設計抗尾旋裝置，將極大地增加飛機的安全性。
權利要求
1.一種增加升力和失速迎角的篷翼，它是由機翼和簿片式結構，收放傳動機構組成，其特征在于簿片結構位于機翼上表面的上方，篷翼的曲率和機翼的上表面曲率相同或相似。
2.根據權利要求1所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于上置篷翼是置于機翼上表面的上方，通過液壓機構或任何其他傳動機械聯接到機翼上。
3.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于上置式篷翼可繞后緣旋轉。
4.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于上置式篷翼的后緣到機翼上表面的距離是固定不變的。
5.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于上置篷翼可以收回，置于機翼上表面的方型凹槽中。
6.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于斜置式篷翼和機翼上表面之間有一個上反角。
7.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于斜置式篷翼可收回，置于機翼上表面的方型凹槽中。
8.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于斜置式篷翼固定在機翼上翼面上，呈一個安裝角。
9.根據權利要求1，2所述的一種增加升力和失速迎角的篷翼，其特征在于上置篷翼的前緣部分往下偏轉。
全文摘要
本發明公開了一種增加升力和失速迎角的篷翼，它是一種上置或斜置于機翼上表面上方的簿翼片式的結構，上置篷翼相對于機翼上表面的安裝角可以改變，斜置篷翼的上反角也可改變。篷翼和機翼上翼面之前形成一種通氣涵道，使空氣在里面加速而又不逸出，具有較大的動能，大幅度地增大了最大升力系數和失速迎角，在沒有進行優化的情況下，最大升力系數可增加70％以上，失速迎角可增加18°以上。篷翼原理新穎，結構簡單，可廣泛用于民用，軍用飛機或其他在流體中運動的機械。
文檔編號B64C3/54GK1517269SQ0213386
公開日2004年8月4日 申請日期2003年1月17日 優先權日2003年1月17日
發明者朱上翔 申請人:朱上翔